Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 21.10.2024

Просмотров: 91

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

определяют параметры рн и Тн. Оптимальное значение переда­ точного числа рп определяется выражением [14]:

(0,4

0,8) ]/~а2 — (й! + а\)

IV

(2.75)

 

а-ъ

Из характеристического уравнения системы самолет — демп­ фер рыскания, полагая малый корень этого уравнения заданным

—р 1, нетрудно найти зависимость постоянной времени Тп от ве­ личины малого действительного корня рр.

Т

н

=

р\ + (ai + а4) pi + а2

(2.76)

1

 

Pi \р\ + (а1т ^4 + Иназ) Р1 + аг]

 

 

 

 

 

или приближенно

 

 

 

 

 

Т1 ы

(2.77)

 

 

 

Pi

 

Построив графически зависимости (2.76) и (2.77) (рис. 2. 14), выбирают величину Тн так, чтобы абсциссы точек пересечения кривых, определяемых выражениями (2.76) и (2.77), отлича­ лись друг от друга не более чем на 10—15%.

Р а с ч е т п е р е д а т о ч н ы х ч и с е л а в т о п и л о т а у г л а к р е н а

Закон управления

вида р6э = ур2у + цру + 1э(у—Узад).

Уравнения, описывающие движение системы самолет — АПТ

СОС на управляющее возмущение, имеют (вид:

(P3+ V )Y + 6A = °;

— (v/?2+ V + y У + Р К = - 1эУзаг (2-78)

Структурная схема контура управления по углу крена пред­

ставлена на рис. 2. 15.

Передаточная функция замкнутого контура управления за­

писывается следующим образом:

 

Ф т

(Р) = ------------------ЬЬ----------------- -

(2. 79)

у—

р 3 + (bi + \Ь3) р 2 +у.ь3р + 1ЭЬ3

 

'зад

 

 

Данная передаточная функция не имеет «нулей», поэтому целесообразно при расчете передаточных чисел использовать метод стандартных коэффициентов.

55

ТН;С -го

-15

-10

-5

1

-0,20-0,16 -ОД -0,08 -Ofik W fafa

Рис. 2. 14. График функции TH=f(pi)

Рис. 2. 15. Структурная схема контура управления системы самолет — АПТ

сос

56

В форме Вышнеградского передаточная функция (2.79) при­ мет вид

Ф^ —

— “

ь + хЬ

’

Тзад

^+^ г

^ + 1 ^ *

+ 1

где Р* = -тг

 

 

 

 

 

2 0—Ф С^з-

(2.80)

Стандартный ряд коэффициентов для кратных корней равен

I : 3 : 3 : 1, т. е.

Ъ\ + уЬ3

 

 

 

 

: 3

И - ^ = 3 ,

 

 

Q2

 

2л

 

 

“о

 

 

 

откуда с учетом выражения (2.80)

получим

 

 

Зйц— ь

 

3QS

 

 

Ъь

 

 

 

причем ^ е г ^ т г . “о

По диаграмме переходных процессов для стандартных коэф­

фициентов безразмерное

время

регулирования

т

для системы

3-го порядка равно шести.

 

 

 

Следовательно,

 

 

 

 

 

 

^1 *^рег

 

( 2 .8 1 )

 

 

^З^рег

 

 

 

 

 

 

Г '

108

 

( 2 .8 2 )

 

 

 

 

 

 

 

 

 

*3*рег

 

 

 

1э

216

 

(2. 8 3 )

 

 

 

 

Мрег

 

 

 

 

 

 

Закон управления вида

т»р

• K = ^ p y + h ( y

- y

3J -

Постоянная времени

Т кР + 1

 

 

обычно равна

изодрома сервопривода

7’„= 1 - 2 с.

Система уравнений, описывающая движение системы само­ лет — АПТИОС на управляющее воздействие, имеет вид

(A2+ V ) V + M 3= 0;

(2. 84)

{ Т к Р "f" 1) (ГР"Ф" г'э ) У — Т ирЪэ = { Т н Р - \ - 1) г'э7 зал -

Контур управления по углу крена, соответствующий системе (2.84), изображен на рис. 2.16. Передаточная функция замкну­ того контура управления имеет «неуправляемый нуль», поэтому

57

расчет передаточных чисел целесообразно проводить, используя ЛАФЧХ. Замкнем внутренний контур — контур по сигналу угло-

Рис. 2.16. Структурная схема контура управления системы самолет — АПГИОС

вой скорости крена ру и запишем передаточную функцию разом­ кнутого контура управления углом крена:

 

 

— ( ? > + 1)

 

W 7

( р ) ~

Л-________

(2. 85)

^

Г ~ ; ^ Р { Т 1Р+\)(Тър+ 1)

 

'зал

• *-

 

 

где

тiTt = - ! * - ,

(2. 86)

Т

| j 4■

и*з)

(2. 87)

Примерный вид желаемой ЛАФЧХ, соответствующей пере­ даточной функции (2.85), изображен на рис. 2.17, причем для

ip° Lm,d5

Рис. 2. 17. Примерный вид желаемой ЛАФЧХ разомкнутой системы самолет — АПТ ИОС

58

удовлетворительного регулирования необходимо, чтобы имели место следующие соотношения:

Та> ЮГ2;

(2. 88)

°V 2

(2.89)

 

Совместное решение выражений (2.86),

(2.87) и (2.88),

(2. 89) дает формулу для расчета величины передаточного числа по сигналу угловой скорости:

 

l O - T Kbt

(2.90)

 

0,9ТИbs

 

 

Учитывая малую протяженность первого участка с наклоном

в —40 дБ/дек, можно считать, что

, и принимая во вни-

мание соотношения (2.88)

 

I*

 

и (2. 89), получим

 

i

={2,5 +

5 } ^ - .

(2.91)

Расчет передаточных чисел по сигналам отклонения от

 

заданной траектории полета

 

Д и ф ф е р е н ц и а л ь н ы й з а к о н у п р а в л е н и я

 

Т з а д = - г' : ^ -

/с(^-^зад)-

(2- 92)

При формировании закона управления сигнал производной отклонения от траектории обычно реализуется посредством це­ почки RC (фильтра высоких частот) с передаточной функцией

W$(p) —---- -----

с малой постоянной времени Т ф . Если в момент

Тфр + 1

значение

отлично от нуля, то на выходе

включения САУс

такой цепочки появится импульс, задний фронт которого спадает по экспоненте. Этот импульс вызывает резкое накренение само­ лета в момент включения. Чтобы избежать этого, в схему реаль­ ных САУ вводят ключ (на выходе RC-цепочки). Структурная схема системы самолет — САУс Для этого случая изображена на рис. 2. 18. Передаточная функция замкнутой системы имеет вид

ф с { р) =

г'с^б

(2.93)

р- + i^ Ь^с^р +

 

Чад

 

 

59

Передаточная функция (2. 93) не имеет нулей. Поэтому, вос­ пользовавшись методом стандартных коэффициентов, можно записать

 

Л Ь4се

12

4,74

"О— I

 

2-

 

-z ,

—0-

1рег

 

 

9,48

 

откуда

 

 

(2. 94)

1: — --------- ,

 

 

 

^4^6^рег

 

 

 

к —

22,468

 

(2. 95)

 

,

 

^4с6^рег

И з о д р о м н ы й з а к о н у п р а в л е н и я

 

"Vзал

Iф

т у

ДФ —/с(С—Сзал).

 

 

Т

+ 1

 

 

Структурная схема

системы

самолет — САУ изображена

на

рис. 2.19, на рис. 2.20 — преобразованная схема этой же

си­

стемы. Передаточная функция контура управления, разомкну­ того по сигналу £, имеет вид

 

_с_ _

С6

'(Т<!/Р + 1)

W с

гФ

+ Тз

(Р)

 

(2. 96)

 

Р2

_ Т £ з _

 

 

Р + 1

 

 

+ Т3

где

То

1

(2. 97)

 

гф^4

Устойчивость контура управления, приведенного на рис. 2.20, в основном определяется соответствующим выбором величины постоянной времени Ту Как следует из выражения (2.96), для

60

Смотрите также файлы